大气阻力摄动对卫星编队飞行队形的影响分析

为了分析大气阻力摄动对卫星编队队形的影响,利用相对轨道根数法推导了包含大气阻力摄动的卫星编队相对运动的状态转移方程。仿真结果表明当几何形状和质量不同的两颗卫星在低轨道做编队飞行时,大气阻力摄动对编队队形的影响很大而不能忽略;当主卫星的半长轴相等时,主卫星轨道的偏心率越大编队飞行受大气阻力摄动的影响也越大;大气阻力摄动主要影响编队飞行迹向相对距离。     

近地卫星编队构形保持方法

针对J2摄动和大气摄动导致低轨编队卫星构型破坏的情况,基于高斯摄动方程给出了以平均轨道根数为被控制量的脉冲控制模型。利用法向脉冲调整轨道倾角和升交点赤经偏差,在轨道上2个位置施加径向和切向脉冲调整其余轨道根数偏差从而修正卫星编队构形。最后通过数值仿真验证了算法的简单性、有效性。     

卫星编队飞行的地球扁率摄动分析

本文研究了地球扁率J2项摄动对卫星编队飞行的影响。首先，给出了编队飞行数学描述，推导了轨道根数和相对运动状态的关系式；然后，将卫星编队的受摄影响分解为整体摄动和相对摄动，分别得到了解析解，重点分析了相对摄动规律。研究结果对卫星编队的设计有一定的参考价值。     

卫星编队飞行相对轨道的摄动研究综述

卫星在编队飞行过程中总受到各种摄动力的作用，由于轨道摄动直接影响卫星的寿命，研究卫星编队飞行相对轨道的摄动问题具有重要的意义。本文综述了国内外有关编队飞行卫星相对轨道摄动问题的研究方法以及进展，最后针对目前相对轨道摄动的研究现状，指出了进一步的研究方向。     

基于J2项和大气阻力摄动的卫星编队保持方法研究

研究J2摄动和大气阻力对低轨编队卫星相对位置的影响,在此基础上给出一种编队保 持方案。文中定量分析了J2摄动对编队卫星三轴相对位置的影响,给出了大气阻力对编队 卫 星相对轨道要素影响表达式。在同时考虑两种摄动力前提下,推导给出了x方向受摄动 的漂移量Δx与编队卫星轨道长半轴之差Δa的周期变化量之间的解析关系式,基于 该关系式,设计了单边极限环形式的卫星长期编队保持控制方案。最后通过数学仿真验证了 该方案的可靠性,仿真结果与理论分析相符。该控制方案在计算控制量时只需知道编队卫星 的轨道长半轴之差,容易实现,为工程实践提供依据。
     

摄动椭圆参考轨道的相对运动状态转移方程

当面质比不同的主从卫星在近地轨道上作编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动就成为影响编队队形的两个最主要的因素,这样描述相对运动的状态转移方程必须考虑这两项摄动。该文利用相对轨道要素法推导了包含J2项摄动和大气阻力摄动参考轨道为椭圆的卫星编队相对运动较精确的状态转移方程。当主从卫星的面质比相等时大气阻力摄动对卫星编队队形的影响很小而可以忽略,这样上面的状态转移方程可以化为更简单的形式。仿真结果表明该状态转移方程能较精确的预测编队飞行的相对运动。     

近圆轨道编队飞行星座相对构型稳定性分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下 ,根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型 ,并以此简化模型为基础 ,研究了半长轴入轨偏差δa ,轨道倾角偏差δi ,轨道偏心率偏差δe在地球扁率摄动条件下对编队飞行星座相对构型稳定性影响 ,深入分析了各种因素的规律和特点 ,并以此对编队飞行星座轨道设计提出建议。     

椭圆轨道卫星编队队形及J2项摄动影响研究

基于椭圆轨道的两卫星相对运动方程,分析了参考星轨道为椭圆的编队飞行成立条件,给出了队形设计方法。讨论了J2项摄动对椭圆编队队形的影响。通过改变两卫星偏心率之差Δe调整环绕星的偏心率以消除部分J2项摄动。仿真结果表明,采用该法设计椭圆轨道编队队形可减少主动控制,节省燃料。     

编队飞行区域性导航卫星和位置保持

提出一个由4颗地球同步轨道卫星编队飞行组成区域性导航系统方案。采用精确描述相对运动的编队飞行运动学模型，设计编队飞行各卫星轨道参数。在考虑地球同步轨道主要摄动条件下，进行编队飞行队形变化动力学仿真。根据仿真结果，估算区域性导航精度在十米至二十米范围内。除此以外，还研究编队飞行位置保持控制策略和燃料消耗估算。这是至今为止在相同精度和相同覆盖区条件下卫星数量最少的，也是投资经费最低的导航系统方案。     

地球卫星动力学定轨中摄动模型的选取

地球卫星动力学定轨中需要依据卫星轨道高度考虑不同的摄动项,以提高定轨精度。针对这一需求,分析了不同轨道高度下卫星所受的地球非球形、日月引力、太阳光压和大气阻力4种摄动项对二体模型的校正量,数值仿真表明实验结果与摄动项的力学分析相吻合,另外,给出了地球卫星动力学定轨中不同轨道下卫星摄动项的选取原则。     

基于轨道摄动解的卫星编队飞行

用完全不同的方法推导出一种两颗卫星相对运动的表达式.首先,它描述的是一颗真实的卫星相对一颗在理想轨道上运动的虚拟卫星的运动,而这正是研究编队飞行所必须的;其次,这个表达式将真实卫星相对虚拟卫星的三维位置表示成虚拟卫星的Brouwer平根数及两卫星轨道根数之差的函数.据此便可以充分应用已有的关于轨道摄动的研究成果.作为一个基本模型,首先讨论了一颗真实卫星相对虚拟卫星形成椭圆型地面轨迹的飞行方式.基于轨道长期摄动的已有结果可以很容易地揭示这种飞行方式的长期变化,从而可以毫无困难地制定出轨道调整的策略.最后还研究了三颗卫星以同一条椭圆轨迹飞行的轨道设计和控制问题,该椭圆以虚拟卫星为中心.     

地球同步轨道卫星编队飞行的区域性导航系统方案

卫星编队飞行组成虚拟平台 ,这是当前一个完全崭新和开拓性的研究课题。根据与时俱进 ,开拓创新的精神 ,本文提出一个地球同步轨道卫星编队飞行组成的区域性导航系统方案。这是至今为止在相同精度和相同覆盖区条件下卫星数量最少的 ,也是投资经费最低的导航系统方案     

基于受摄轨道模型的小卫星轨道摄动分析研究

小卫星在实际运行中受到多种摄动力的作用,这会对其轨道造成不同程度的影响,因此在小卫星的轨道设计与控制中,摄动是必须考虑的重要因素。本文以500km高的小卫星太阳同步轨道为研究对象,运用轨道摄动的基本理论,估计了地球非球形引力、大气阻力、太阳光压及第三体引力的量级并进行比较;建立小卫星轨道摄动分析模型,并在此模型的基础上,利用计算机仿真技术,对小卫星轨道摄动问题展开仿真研究,验证了几种主要摄动力的量级估计的结果,分析比较了几种主要摄动力对小卫星运行轨道的影响程度及规律,本文结果对小卫星轨道设计与控制具有很好的参考价值。     

编队卫星相对运动描述方法综述

对于近地轨道卫星编队飞行的相对运动理论研究,可以采用的方法包括直角坐标法和 轨道要素法。利用直角坐标法得到的相对运动动力学方程可以用于编队队形控制研究,轨道 要素法能够给出相对运动的运动学描述,便于定量研究摄动影响和进行编队队形设计。分析 了直角坐标法在描述卫星长期编队飞行方面的局限性,综述了利用轨道要素描述编队卫星相 对运动的各种研究方法,包括轨道要素差法、相对轨道要素法和参照轨道要素法等。     

分布式卫星轨道构形的大气摄动分析及修正方法

在低轨道运行的分布式卫星受大气摄动的影响,其轨道构形很快遭到破坏,环绕卫星的相对运动轨迹中心不断发生漂移。本研究的目的在于建立一种降低大气摄动对分布式卫星轨道构形影响的补偿方法,以使分布式卫星的轨道构形能够更好地自然维持。研究基于考虑高度变化和太阳周日变化的大气密度模型,得出分布式卫星不同初始相位环绕卫星的长半轴摄动方程。并提出一种补偿大气摄动影响的长半轴修正方法。仿真结果显示,采用此大气摄动补偿方法能够在给定时间内大大降低大气摄动的影响,从而显著提高分布式卫星轨道构形的自然维持能力。     

空间摄动对InSAR卫星编队的影响研究

针对干涉合成孔径雷达(InSAR)编队卫星的特点,分析了地球形状、大气阻力、第三体引力和太阳光压等空间摄动力对卫星轨道的影响,并仿真讨论其对编队构型的影响。结果表明:地球形状摄动和大气阻力摄动是引起InSAR编队构型变化的主要摄动因素,在这些摄动力的作用下,编队构型的变化主要是沿航迹向的累积变化和编队椭圆的空间指向变化两种,并给出了编队构型随时间的变化量。研究为编队保持控制提供了参考。     

低轨卫星倾斜轨道设计及优化

根据有效载荷性能和任务需求对低轨卫星的倾斜回归圆轨道设计进行了研究,以升交点赤经为参数,对1个回归周期内特定目标的覆盖性能指标进行了优化。算例表明:卫星对地面目标点的覆盖率可达0.977 5。如需对多个目标点或目标区域进行观测,可在此基础上增加目标点再作优化设计,以获得最佳覆盖性能。     

月球卫星轨道摄动及冻结轨道研究

利用理论分析、数值仿真与相图分析,论述了月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的区别,分析结果表明,月球重力场存在较大异常,会引起月球卫星轨道发生较大漂移。月球冻结轨道在田谐项影响下,还存在中等周期的漂移。仅简单考虑带谐项系数,无法求得完美的月球冻结系数。月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球相比存在很大区别。月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计,不能按照地球轨道卫星的传统方法。目前使用的月球引力模型精度较差,尽管基于这些不可靠的引力模型,可以得出很多有用结论,但对未来高精度的月球探测任务来说,还存在不足,需要在将来的月球探测任务中,探测高精度的月球重力场,以利于未来月球探测航天系统的任务分析与设计。     

带有控制增益自校正的甚低轨道卫星自主轨道维持方法

为实现甚低轨道的长期稳定运行,分析了甚低轨道的摄动特性,设计了一种带有轨控增益校正的自主轨道维持方法。该方法可通过前一次轨控的结果对轨控增益进行校正,提高轨控算法对卫星质量、推力大小等不确定因素的鲁棒性,逐渐提高轨道控制的精度。对轨道控制的频率、每次轨控的时间长度及对偏心率的影响进行了分析,仿真结果表明:自主轨道维持方法能实现甚低轨道高度维持控制,在参数不确定的情况下,与传统算法相比可大幅提高轨道控制的精度,确保平均偏心率矢量收敛,满足甚低轨道卫星的长寿命要求。所设计的算法结构简单,运算量小,可由目前的星载计算机实现。     

基于平均轨道要素的干涉SAR编队构形设计方法研究

提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队，并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件，初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定，对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包（STK）下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明，该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定，在一个轨道周期内，垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线，沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线，能够同时满足DEM和GMTI任务要求。